加速型高超飛行器變幾何進(jìn)氣道設(shè)計(jì)分析①

陳 兵，谷良賢，龔春林

(西北工業(yè)大學(xué)航天學(xué)院，西安 710072)

0 引言

對于加速型高超飛行器，在整個(gè)飛行階段，飛行器都處于加速狀態(tài)，而進(jìn)氣道只在其設(shè)計(jì)點(diǎn)處性能達(dá)到最優(yōu)，偏離設(shè)計(jì)點(diǎn)后，性能會(huì)急劇下降。因此，對于加速型吸氣式飛行器，如何保證進(jìn)氣道在整個(gè)飛行階段的高效工作，是一個(gè)急需解決的問題。

對于飛行速域較寬的吸氣式飛行器，采用固定進(jìn)氣道很難保證沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)在全程的工作性能，為了保證沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的正常工作，采用變幾何進(jìn)氣道是一個(gè)很好的選擇。

國內(nèi)對變幾何進(jìn)氣道方案的研究較少，南航的金志光［1］研究了伸縮唇口式變幾何方案，這種變幾何方案簡單，對于飛行馬赫數(shù)范圍較大的情況是一種不錯(cuò)的選擇，但若飛行馬赫數(shù)范圍過大，單純依靠伸縮唇口式方案，很難保證在嚴(yán)重偏離設(shè)計(jì)點(diǎn)情況下進(jìn)氣道的性能。

文獻(xiàn)［2］給出了2種變幾何方式，通過出口轉(zhuǎn)動(dòng)或移動(dòng)的方式來增大進(jìn)氣道的工作范圍，但該變幾何方式也改變了燃燒室和尾噴管的構(gòu)型，進(jìn)氣道的結(jié)構(gòu)改變時(shí)，需綜合考慮燃燒室和尾噴管的影響。因此，這種變幾何方式較復(fù)雜。

本文針對工作在Ma=2.5～8的進(jìn)氣道，采用了一種簡單的變幾何方式，在Ma=4時(shí)進(jìn)行幾何調(diào)整。通過CFD手段對進(jìn)氣道進(jìn)行數(shù)值模擬，利用計(jì)算結(jié)果分析了變幾何進(jìn)氣道的性能。

1 變幾何方案設(shè)計(jì)

1.1 設(shè)計(jì)原則與調(diào)節(jié)方式

氣流產(chǎn)生激波角的大小受來流馬赫數(shù)和壓縮角的綜合影響。在進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)中，為了保證進(jìn)氣道有較高的流量系數(shù)，希望壓縮面產(chǎn)生的激波能正好落在唇口上，但又不希望激波進(jìn)入唇口內(nèi)部，影響進(jìn)氣道的內(nèi)部氣流特性。……